CAPITOLO 2
LE PROVE IN GALLERIA
Riportiamo le modalità di prova ed i risultati ottenuti nella campagna sperimentale “Pressure Measurament On Different Canard Wing Configurations In Subsonic Compressible Flow” [1] da cui sono stati estrapolati i risultati sperimentali con i quali si sono confrontati i dati ottenuti dalle simulazioni numeriche.
2.1 La galleria
La galleria del vento, presso la quale si è svolta la campagna sperimentale, è un tunnel di media velocità del DAST1. Si tratta di una galleria a circuito chiuso, pressurizzata e con la possibilità di regolare la temperatura in modo da ottenere, sui modelli, un opportuno numero di Reynolds; la camera di prova è a sezione chiusa, quadrata, con scanalature in senso longitudinale comunicanti con il plenum che avvolge la camera. Il flusso è generato da un compressore assiale a tre stadi azionato ad un motore elettrico da 21MW. L’aria attraversa inoltre degli scambiatori di calore allo scopo di controllarne la temperatura2. Uno schema della galleria è riportato nella figura 2-1; mentre nella tabella 2-1 sono riportati i parametri geometrici e operativi.
Figura 2-1: Schema della galleria
1 DAST: Division of Aeronautical Systems Tecnology, Pretoria
2 Maggiori e più dettagliate informazioni sono riportate in [1]
Mach number range 0.2 – 1.4 ±0.005 Accuracy of Mach
determination ±0.002
Stagnation Pressure Range 20 KPa – 250 KPa ±0.25
Stagnation Temperature 27 °C – 67 °C ±2 °C
Reynolds Number 1 – 32 x 106 1/m Dynamic Pressure 0.6 KPa – 90 KPa
Humidity Level Dewpoint 2 °C below test section static
temperature
Acoustic RMS pressure
coefficient fluctuation 0.01
Flow Angularity ±0.15°
Turbulence Level: RMS- velocity fluct. Of freestream
velocity
0.005
Shape of test section Square
Size of test section 1.5m x 1.5m x 4.5m
Porosity 5 %
Tabella 2-1: Performance della galleria
2.2 L’ala in galleria
Il modello dell’ala è realizzato in alluminio 7075 attraverso lavorazioni alle macchine utensili a controllo numerico; la grandezza della macchina ha determinato la massima dimensione dell’ala, fissando in 700 mm la semiapertura. Sempre alle macchine utensili sono realizzati i fori, attraverso cui è rilevata la pressione sulla superficie e sono state applicate le tubazioni per collegarli ai rilevatori. In occasione della campagna di galleria considerata in questo lavoro, sono state analizzate diverse configurazioni e quindi, il mezzo di collegamento dell’ala alla galleria è studiato per tener conto delle varie esigenze; possiamo comunque riassumere tali caratteristiche dicendo che l’ala è collegata alla parete della galleria tramite una Splitter-Plates che le consente di cambiare incidenza rispetto alla direzione del flusso.3
Caratteristiche dell’ala
Apertura (b/2) 0.7 m
Corda alla radice ( Cr) 0.5 b/2
Corda al tip (Ct) 0.2 b/2
Aspect Ratio 5.7
Taper Ratio 0.4
Sweep Angle misurato al 25% della corda
0
Corda media 0.26 m Superficie di
riferimento
0.171 m2
Tabella 2-2: Caratteristiche dell'ala
3 Maggiori e più dettagliate informazioni sono riportate in [1]
Figura 2-2: Slitter-Plates
Prese di pressione in corda (16) Prese di pressione in apertura (10)
Stazione % della corda Stazione % dell’apertura
1 2 1 4
2 5 2 18
3 10 3 30
4 15 4 40
5 20 5 50
6 25 6 60
7 30 7 70
8 35 8 80
9 40 9 90
10 45 10 97
11 50
12 60
13 70
14 80
15 90
16 95
Tabella 2-3: Coordinate adimensionali delle prese di pressione
2.2.1 Parametri del flusso in galleria
Come già detto, nella campagna di galleria sono state eseguite numerose prove su diverse configurazioni e a diversi angoli di incidenza, i cui parametri completi possono essere trovati in [1]; ci limitiamo qui a riportare i soli dati utili per le nostre analisi.
Sono stati presi in considerazione due numeri di Mach, M=0.3 e M=0.7; il primo, in modo da aver un flusso completamente subsonico e praticamente incomprimibile, il secondo, in modo da avere un flusso transonico.
Il numero di Reynolds è derivato dalla scelta del valore della pressione totale che condiziona la pressione dinamica e quindi i carichi sul modello, tale valore è di 2.8x106 con una pressione totale di 90 kPa a M=0.7; per mantenere costante il numero di Reynolds poi, la pressione totale per M=0.3 deve essere di 180 kPa.
Riassumiamo in tabella i parametri che descrivono il flusso.
M∞ P0 Re
0.3 180 kPa 2.8x106
0.7 90 kPa 2.8x106
Tabella 2-4: Parametri del flusso in galleria
ritenute significative in modo da confrontare i risultati delle prove numeriche in queste condizioni ed arrivare poi a delle conclusioni di carattere generale per casi di questo tipo.
Le condizioni prese in esame sono quattro: Flusso subsonico a M=0.3 con angoli di incidenza α di 4° e 14° ; flusso transonico a M=0.7 con angoli di incidenza sempre di 4° e 14°. Il primo caso
(α=4°M=0.3) è caratterizzato da un flusso completamente attaccato e fenomeni di bloccaggio ridotti; il secondo (α=14°M=0.3) è prossimo, sulla curva CL/α, all’inizio dello stallo dell’ala ed i fenomeni di bloccaggio sono più sensibili; nei due casi transonici (α=4° e α=14° M=0.7) sono presenti sul dorso onde d’urto, che contribuiscono al
bloccaggio, ed in particolare nell’ultimo caso il flusso presenterebbe una ampia zona separata.
Le grandezze sperimentali che useremo come riferimento sono: coefficiente di portanza dell’intera semiala (CL), coefficiente di momento dell’intera semiala (CM) e coefficiente di pressione (Cp) nelle prese di pressione le cui posizioni sono descritte al paragrafo 2.2.
Riportiamo per comodità i risultati che ci interessano.
M=0.3 M=0.7
4° 14° 4° 14°
CL 0.324 1.131 0.365 0.646
CM 0.005 0.015 0.016 -0.044
Tabella 2-5: Risultati sperimentali delle grandezze integrali
I risultati in termini di Cp sono riportati qui di seguito in veste grafica per una immediata interpretazione; tuttavia in appendice A sono tabulati i risultati completi.
Figura 2-3: CL per flusso a M=0.3
Figura 2-4: Cp sull'ala a mach 0,3 ed incidenza 4°
Figura 2-5: Cp sull'ala a Mach 0.3 ed incidenza 14°
-FHFOEB
Figura 2-6: Cp sull'ala a Mach 0.7 ed incidenza 4°
Figura 2-7: Cp sull'ala a Mach 0.7 ed incidenza 14°
-FHFOEB
2.3.1 Errori nei dati sperimentali
A quanto detto sopra dobbiamo aggiungere che i dati sperimentali sono affetti da errori di diversa natura: errori dovuti agli strumenti di misura, alle perdite di pressione nei tubi, all’interferenza con la galleria (bloccaggio) ed ai mezzi di fissaggio dell’ala in galleria.
Un’estesa discussione sugli errori della campagna sperimentale è presente in [1], da cui riportiamo un estratto che ne descrive gli effetti in termini di Cp.
M=0.3
5 psid ΔCp = ±[0.0208 + 0.0274 ( |Δp|/F.S.)]
15 psid ΔCp = ±[0.0245 + 0.0843 ( |Δp|/F.S.)]
M=0.7
5 psid ΔCp = ±[0.0050 + 0.0009 ( |Δp|/F.S.)]
15 psid ΔCp = ±[0.0079 + 0.0044 ( |Δp|/F.S.)]
Tabella 2-6: errore sperimentale sul Cp
Nella Tab. 2-6 sono utilizzati due strumenti con fondo scala differente.
Riportiamo di seguito nella tab 2-8 l’effetto di queste formule sulla distribuzione di Cp in una sezione (al 50% dell’apertura) in modo da mostrare graficamente la banda d’ampiezza dell’errore.
Figura 2-8: errore
‐1,4
‐1,2
‐1
‐0,8
‐0,6
‐0,4
‐0,2 0 0,2 0,4
0,6
0 0,05 0,1 0,15 0,2 0,25 0,3
Cp 4_M03 sez 50%
strumento da 5 psdi
presenza di questo componente.
Figura 2-9: Errore dovuto alla Splitter-Plate in flussi transonici
Un’estesa indagine sull’argomento è stata eseguita dal nostro dipartimento e pubblicata su Journal of Aircraft vol.36, N°4 [2]; sebbene, lo studio sia stato svolto su ali con freccia negativa, possiamo estendere i risultati a quelle con freccia nulla, eventualmente osservandone le differenze.
